侯玉峰 ，高 巖 ，徐顯亮

（1.空軍裝備部駐西安地區(qū)第九軍事代表室，西安 710077；2.空軍裝備部駐青島地區(qū)軍事代表室，山東 青島 266111）

0 引言

燃油調(diào)節(jié)器作為航空發(fā)動機(jī)的核心部件，用于調(diào)節(jié)發(fā)動機(jī)燃油流量和幾何通道等參數(shù)。殼體作為燃油調(diào)節(jié)器的主要零件，是電氣、液壓和機(jī)械等元件的集成器；是工作介質(zhì)流動傳輸?shù)耐ǖ?；是高溫、高壓、濕熱、鹽霧等嚴(yán)酷環(huán)境的載具；是燃油調(diào)節(jié)器正常運(yùn)轉(zhuǎn)的必要條件。燃油調(diào)節(jié)器殼體的可靠性直接關(guān)系到發(fā)動機(jī)乃至飛機(jī)的安全。

隨著中國航空發(fā)動機(jī)技術(shù)的發(fā)展，具有自主知識產(chǎn)權(quán)的燃油調(diào)節(jié)器在控制系統(tǒng)中的需求不斷提升，裝機(jī)配套數(shù)量不斷增加，使用環(huán)境也更加多樣，由此造成燃油調(diào)節(jié)器工程結(jié)構(gòu)失效的因素也隨之增多。某型燃油調(diào)節(jié)器隨發(fā)動機(jī)進(jìn)行高周疲勞試車時(shí)，發(fā)現(xiàn)殼體上有燃油滲出，嚴(yán)重影響發(fā)動機(jī)正常使用，經(jīng)初步分析振動與疲勞是引起燃油調(diào)節(jié)器結(jié)構(gòu)失效的重要因素。

振動載荷是航空發(fā)動機(jī)運(yùn)行中必須承受的載荷，因振動造成的事故屢見不鮮。當(dāng)激勵頻率分布與工程結(jié)構(gòu)的共振頻率分布具有交集或相接近時(shí)，結(jié)構(gòu)發(fā)生共振而產(chǎn)生更大的響應(yīng)，容易引起共振失效。王巖等在力學(xué)模型和有限元模型基礎(chǔ)上探究了航空柱塞泵缸體薄弱部位及影響疲勞壽命的因素，并得到試驗(yàn)驗(yàn)證；高天陽等通過建立齒輪箱箱體有限元模型，對比了齒輪箱體模態(tài)分析和實(shí)測加速度頻譜分析結(jié)果，判斷齒輪箱箱體失效的主要原因?yàn)闄M向激勵與齒輪箱箱體模態(tài)發(fā)生共振；李廣全等對齒輪箱體進(jìn)行斷口分析，明確了裂紋源區(qū)存在應(yīng)力集中，根據(jù)振動加速度信號和動應(yīng)力響應(yīng)測試結(jié)果表明，振動頻率與齒輪箱體固有頻率發(fā)生共振，從而導(dǎo)致箱體失效；何柏林等對基于斷裂力學(xué)的相關(guān)理論所建立的預(yù)測方法在疲勞失效預(yù)測方向進(jìn)行了展望；崔智勇通過逆向工程對燃油調(diào)節(jié)器殼體結(jié)構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì)，進(jìn)行了強(qiáng)度分析和試驗(yàn)；張治華等對某型燃油調(diào)節(jié)器進(jìn)行時(shí)變磨損可靠性研究，將分析結(jié)果與外場數(shù)據(jù)比較，驗(yàn)證了理論分析的正確性，分析結(jié)果可為燃油調(diào)節(jié)器的壽命篩選提供依據(jù)。

本文以某型燃油調(diào)節(jié)器殼體為研究對象，對殼體結(jié)構(gòu)及強(qiáng)度進(jìn)行了分析，采用梯形法計(jì)算殼體斷面擴(kuò)展壽命確定裂紋斷口萌生壽命，通過對高周疲勞試車譜和試車數(shù)據(jù)進(jìn)行分析與統(tǒng)計(jì)，得到與發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速相關(guān)的激勵頻率，并與燃油調(diào)節(jié)器殼體固有頻率進(jìn)行對比。

1 燃油調(diào)節(jié)器殼體裂紋故障概述

某型燃油調(diào)節(jié)器殼體疑似出現(xiàn)裂紋，導(dǎo)致內(nèi)部燃油從裂紋部位滲出。殼體采用鍛件毛坯通過機(jī)械加工成型，熱處理后硬度要求HB≥110，表面處理采用鉻酸陽極化。

對疑似出現(xiàn)裂紋的殼體進(jìn)行了分解，并在專用氣密試驗(yàn)臺上確認(rèn)了漏油及裂紋部位。沿垂直于裂紋的方向?qū)んw進(jìn)行了剖切，裂紋起始于殼體內(nèi)壁，大部分沿一圓形加工臺階根部轉(zhuǎn)角擴(kuò)展，尾端偏離轉(zhuǎn)角，在殼體縱向剖面上可見裂紋傾斜穿透殼體。因此認(rèn)定殼體出現(xiàn)裂紋并貫穿殼體是漏油的根本原因，裂紋具體位置及局部放大如圖1、2所示。

圖1 殼體外壁裂紋

圖2 殼體內(nèi)壁裂紋

2 燃油調(diào)節(jié)器殼體質(zhì)量分析

根據(jù)殼體的裝配部位和使用情況，對殼體實(shí)物質(zhì)量開展分析。

2.1 材料缺陷分析

依據(jù)光譜分析結(jié)果，殼體成分符合2A70 材料的要求，結(jié)果見表1。殼體硬度為128HBW5/250，符合HB≥110的要求。檢查裂紋部位金相組織，無過燒。

表1 殼體光譜（2A70材料）

對裂紋斷口觀察，斷面整體呈亮銀色，未見腐蝕等異?，F(xiàn)象。在殼體斷口縱剖面上測試維氏硬度HV，3次測試結(jié)果分別為140.17、143.17、138.71，均符合HV≥105的技術(shù)要求。

上述檢測表明殼體材料無原始缺陷。

2.2 強(qiáng)度分析

2.2.1 殼體裂紋部位壁厚

對裂紋殼體剖切面進(jìn)行殼體壁厚測量，結(jié)果如圖3 所示。裂紋部位殼體符合壁厚大于4 mm 的產(chǎn)品規(guī)定。

圖3 裂紋壁厚測量

2.2.2 殼體裂紋部位轉(zhuǎn)角

計(jì)量檢測結(jié)果顯示，在殼體縱向剖面上可見內(nèi)壁加工轉(zhuǎn)角基本為直角，無明顯圓角；在殼體外壁其它部位可見圓形加工臺階，根部輪廓較明顯。

對裂紋部位轉(zhuǎn)角表面粗糙度進(jìn)行檢查，結(jié)果顯示4 個(gè)剖切樣本的表面粗糙度=1.6~3.2，符合技術(shù)要求≤3.2。

2.2.3 不同殼體轉(zhuǎn)角尺寸的強(qiáng)度分析

采用ANSYS 對殼體開展結(jié)構(gòu)分析。對全幾何體按單元尺寸2 mm 進(jìn)行了網(wǎng)格劃分，模擬中比較關(guān)注殼體出現(xiàn)裂紋部位的應(yīng)力分布情況，針對該部位進(jìn)行了局部網(wǎng)格細(xì)化，在單元尺寸分別為1.0、0.5、0.2 mm條件下，選取了3 個(gè)特征點(diǎn)（出現(xiàn)裂紋部位）進(jìn)行網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證。根據(jù)計(jì)算結(jié)果，當(dāng)單元尺寸由0.5 mm變化至0.2 mm 時(shí)，隨著網(wǎng)格數(shù)的增加，3 個(gè)特征點(diǎn)的應(yīng)力值變化很小，說明當(dāng)單元尺寸為0.5 mm 時(shí)對計(jì)算結(jié)果的影響很小，認(rèn)為單元格為0.5 mm 時(shí)的網(wǎng)格已達(dá)到網(wǎng)格無關(guān)，因此取單元尺寸為0.5 mm 時(shí)的網(wǎng)格作為計(jì)算網(wǎng)格。

殼體承受的載荷主要來自回油壓力，殼體由2 處螺樁和2處螺母固定。設(shè)定回油壓力為0.42 MPa，當(dāng)殼體3維模型內(nèi)表面由0.2 mm變?yōu)?.5 mm時(shí)，殼體產(chǎn)生裂紋部位的局部應(yīng)力由139 MPa降低至83 MPa，小于材料的許用拉伸屈服應(yīng)力（284 MPa），如圖4所示。

圖4 殼體應(yīng)力分布

當(dāng)殼體內(nèi)表面圓角較小時(shí)，在應(yīng)力集中、疲勞抗力減小的情況下，可能導(dǎo)致殼體內(nèi)表面產(chǎn)生疲勞裂紋源，擴(kuò)展成貫通殼體的裂紋，形成漏油通道而漏油。根據(jù)仿真分析結(jié)果本殼體的圓角盡管較小，但該處的局部應(yīng)力小于材料的許用屈服應(yīng)力。

3 裂紋斷口萌生壽命定量分析

疲勞斷裂過程分為疲勞裂紋的萌生、擴(kuò)展和失穩(wěn)斷裂3 個(gè)階段。短裂紋形成后的裂紋擴(kuò)展是1 個(gè)連續(xù)過程，與循環(huán)載荷有關(guān)，在載荷循環(huán)的過程中，裂紋擴(kuò)展形成1 條疲勞條帶，即當(dāng)疲勞裂紋長度為時(shí)，1 次疲勞載荷循環(huán)d使疲勞裂紋擴(kuò)展d的距離，疲勞條帶間距呈逐漸加寬的趨勢。

該殼體裝配某型燃油調(diào)節(jié)器隨發(fā)動機(jī)共運(yùn)行372 h 45 min，前222 h 45 min 隨其他發(fā)動機(jī)試車，后150 h 隨發(fā)動機(jī)進(jìn)行高周疲勞試車，決定通過斷口定量分析確定裂紋萌生壽命。

殼體斷裂形態(tài)如圖5 所示。殼體斷口宏觀可見小弧線特征（以下定義為弧線），如圖5（a）所示；微觀也可見多條未能分開的疲勞條帶組成的更小疲勞小弧線特征（以下定義為小弧線），如圖5（b）所示。

圖5 殼體斷裂形態(tài)

對后150 h 疲勞試驗(yàn)載荷譜進(jìn)行分析，可知1 個(gè)起落載荷譜工作時(shí)間為11315 s（3.143 h），包含2個(gè)大的應(yīng)力變化，等效為2 個(gè)三角波載荷譜塊，如圖6 所示。每個(gè)起落變化中還包含72 個(gè)階梯轉(zhuǎn)速變化，由于階梯轉(zhuǎn)速運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí)間不一，后續(xù)定量數(shù)據(jù)采集和分析較困難，因此本次定量分析采用疲勞弧線進(jìn)行反推。結(jié)合斷口和后150 h 疲勞試驗(yàn)載荷譜分析可知，每個(gè)起落包含2條弧線。

圖6 150 h疲勞試驗(yàn)載荷譜

殼體裂紋擴(kuò)展前、中、后期疲勞弧線寬度分別為0.20、0.23、0.33 mm，裂紋擴(kuò)展總長度為6.6 mm，采用列表梯形法（見表2）對該斷面疲勞裂紋所經(jīng)歷的擴(kuò)展壽命進(jìn)行計(jì)算

表2 殼體疲勞弧線數(shù)據(jù)

式中：a、a分別為第、-1點(diǎn)距離源區(qū)的裂紋長度；d/d為裂紋擴(kuò)展速率；為第點(diǎn)距離源區(qū)的疲勞弧線條數(shù)；為疲勞弧線條數(shù)之和。

按照式（1）計(jì)算可得殼體疲勞弧線條數(shù)為29 條，即殼體的擴(kuò)展壽命為29÷2×3.143 =45.6 h，由于殼體的總壽命為372 h 45 min（372.75 h），萌生壽命等于總壽命減去擴(kuò)展壽命，那么殼體的裂紋萌生壽命為327.15 h，即裂紋萌生于進(jìn)行高周疲勞試車的后150 h之內(nèi)。

4 高周疲勞試車分析

從斷口結(jié)果看，殼體斷面低倍為類解理，高倍疲勞條帶細(xì)密，具有高周疲勞特征，殼體疲勞裂紋出現(xiàn)在高應(yīng)力區(qū)，呈現(xiàn)線源、起伏大、多弧線等特征，表明殼體隨發(fā)動機(jī)試車時(shí)應(yīng)該受到了較大的、頻繁變化的交變載荷。因此，載荷應(yīng)該是導(dǎo)致殼體疲勞開裂的主要原因，斷口定量分析表明殼體裂紋萌生于后150 h試車階段，以下對發(fā)動機(jī)高周疲勞試車開展分析研究。

4.1 發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速頻率特性

在航空發(fā)動機(jī)高壓轉(zhuǎn)速為72%～85%～90%～100%（中間）～100%（全加力）共5 個(gè)狀態(tài)下，對燃油調(diào)節(jié)器在固有模態(tài)下的最大振動應(yīng)力位置（安裝支點(diǎn)處3 個(gè)方向）的頻率和幅值進(jìn)行測試，結(jié)果如圖7所示。從圖中可見，在頻率為862 Hz處響應(yīng)幅值較大。

圖7 航空發(fā)動機(jī)頻率幅值特性

對發(fā)動機(jī)高壓轉(zhuǎn)速（70%~100%）與某型燃油調(diào)節(jié)器安裝支點(diǎn)處的頻率特性（835.3~1139.5 Hz）之間的關(guān)系進(jìn)行最小二乘法擬合，如圖8所示。

圖8 航空發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速頻率特性

4.2 燃油調(diào)節(jié)器固有頻率

燃油調(diào)節(jié)器的結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜，且內(nèi)部充滿工作介質(zhì)，通過有限元分析計(jì)算得到的固有頻率與實(shí)物間存在較大偏差。因此，本文通過振動試驗(yàn)確定燃油調(diào)節(jié)器的固有頻率。在振動試驗(yàn)中附件處在油封狀態(tài)（模擬工作狀態(tài)的燃油調(diào)節(jié)器）的振動量值按標(biāo)準(zhǔn)曲線（如圖9所示）給定，用對數(shù)掃頻方式，沿3個(gè)主正交軸（安裝方位如圖10 所示），分別對被試品進(jìn)行正弦掃頻，殼體出現(xiàn)裂紋部位即安裝支點(diǎn)處的固有頻率掃頻結(jié)果見表3。

表3 X、Y、Z 3個(gè)方向掃頻結(jié)果

圖9 振動標(biāo)準(zhǔn)曲線

圖10 安裝方位

3 個(gè)方向掃頻結(jié)果顯示，殼體響應(yīng)幅值在20以上的狀態(tài)對應(yīng)安裝支點(diǎn)處的頻率大部分位于200~600 Hz，響應(yīng)幅值隨安裝支點(diǎn)處頻率的提高而減小。但Y 方向有1 個(gè)響應(yīng)幅值在20以上的狀態(tài)，對應(yīng)安裝支點(diǎn)處頻率為848 Hz 時(shí)響應(yīng)幅值為27.7（1.39倍安裝支點(diǎn)處的頻率），如圖11所示。

圖11 燃油調(diào)節(jié)器的速度頻率幅值特性

振動試驗(yàn)結(jié)果顯示，頻率為848 Hz、幅值為27.7狀態(tài)與發(fā)動機(jī)高壓轉(zhuǎn)速為72%時(shí)，安裝支點(diǎn)處的頻率較為接近。對轉(zhuǎn)速頻率特性（圖8）進(jìn)行外推，如圖12 所示，安裝支點(diǎn)頻率為848 Hz 時(shí)發(fā)動機(jī)高壓轉(zhuǎn)速為71%，對應(yīng)于發(fā)動機(jī)慢車狀態(tài)。

圖12 燃油調(diào)節(jié)器的速度頻率特性

4.3 試車載荷譜工作時(shí)間統(tǒng)計(jì)[23]

發(fā)動機(jī)高周疲勞試車共點(diǎn)火80 次。排除各種原因產(chǎn)生的無效數(shù)據(jù)，統(tǒng)計(jì)了77 次點(diǎn)火的試車數(shù)據(jù)，高周疲勞試車載荷譜規(guī)定的高壓轉(zhuǎn)速各臺階累計(jì)和要求的工作時(shí)間如圖13所示。

圖13 高壓轉(zhuǎn)速各臺階累計(jì)和要求的工作時(shí)間

從圖中可見，在高壓轉(zhuǎn)速各臺階中，絕大部分臺階已經(jīng)超出載荷譜要求的停留時(shí)間，僅有70%和73%轉(zhuǎn)速在載荷譜要求的停留時(shí)間范圍內(nèi)。

考慮到計(jì)算結(jié)果與實(shí)際的偏差情況，在燃油調(diào)節(jié)器固有頻率為848 Hz 時(shí)選取頻率帶848~860 Hz 進(jìn)行分析，對應(yīng)發(fā)動機(jī)高壓轉(zhuǎn)速為71%~72%。依據(jù)發(fā)動機(jī)高周疲勞試車高壓轉(zhuǎn)速各臺階工作時(shí)間的統(tǒng)計(jì)結(jié)果，當(dāng)發(fā)動機(jī)高壓轉(zhuǎn)速為71%~72%時(shí)，累計(jì)停留時(shí)間合計(jì)426.7 min（7.1 h）。

4.4 產(chǎn)品狀態(tài)驗(yàn)證

根據(jù)發(fā)動機(jī)的裝配調(diào)整情況，交付使用的發(fā)動機(jī)地面慢車狀態(tài)的高壓轉(zhuǎn)速為72.5%~73%，對應(yīng)頻率約為865.8~871.8 Hz，燃油調(diào)節(jié)器固有頻率點(diǎn)848 Hz低于該頻率范圍。因此，某型燃油調(diào)節(jié)器在配裝發(fā)動機(jī)完成其他各類試車中均未出現(xiàn)該殼體漏油故障。

在發(fā)動機(jī)高周疲勞試車中，長時(shí)間停留目前發(fā)動機(jī)使用的慢車轉(zhuǎn)速以下（高壓相對物理轉(zhuǎn)速為70%~72%，對應(yīng)頻率約為835.3Hz~859.8 Hz），與燃油調(diào)節(jié)器的固有頻率出現(xiàn)重疊，發(fā)生共振，最終導(dǎo)致殼體最大振動應(yīng)力位置——安裝支點(diǎn)處出現(xiàn)裂紋。

5 結(jié)束語

本文針對某型燃油調(diào)節(jié)器殼體裂紋故障，經(jīng)過實(shí)物質(zhì)量分析排除了因缺陷導(dǎo)致裂紋的機(jī)理，通過斷口定量分析和高周疲勞試車分析等手段，逐步篩查并最終確定了殼體形成裂紋導(dǎo)致漏油的原因?yàn)椋弘S發(fā)動機(jī)進(jìn)行高周疲勞試車中，產(chǎn)品長時(shí)間工作于固有頻率點(diǎn)，容易導(dǎo)致殼體裂紋。后續(xù)在燃油調(diào)節(jié)器設(shè)計(jì)及發(fā)動機(jī)工作時(shí)應(yīng)錯開燃油調(diào)節(jié)器固有頻率及其在發(fā)動機(jī)安裝支點(diǎn)處的頻率帶。同時(shí)，在燃油調(diào)節(jié)器殼體的加工過程中，應(yīng)增大圓角，減弱應(yīng)力集中。研究中某型燃油調(diào)節(jié)器殼體裂紋部位的實(shí)際振動幅值缺少更多試驗(yàn)數(shù)據(jù)的支持，需進(jìn)行進(jìn)一步的測試與分析。